книги из ГПНТБ / Павловский К.М. Практическая аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов учебное пособие

- 40 -

расстоянии впереди крыла, так как возмущения, вызываемые кры­ лом, распространяются со скоростью звука. По мере подхода пото­ ка к задней кромке профиля скос увеличивается. Для удобства

Коэффициент пропорциональности А называют показателем индук­ тивности или коэффициентом отвала поляры (см § I I ) . Он зависит от числа М и геометрических характеристик крыла.

При дозвуковых скоростях

Возникновение скоса потока можно объяснить еще и так. Ввиду того, что давление на нижней поверхности крыла больше, чем на верхней, существует перетекание воздуха на его концах,

- 41

вследствие чего сзади концов крыла возникают вихревые шнуры (рис. 2 .8 ) . Они и вызывают отклонение набегающего потока вниз. Если удлинение крыла невелико, то вихри охватывают все крыло и интенсивно отклоняют всю набегающую массу воздуха вниз. При большом удлинении крыла вихри интенсивно воздей­ ствуют только на концах крыла, и з-за чего скос потока умень­ ш ается. Отсюда следует вывод о том, что для уменьшения ин­

дуктивного сопротивления вихревого вида надо увеличивать удли­ нение крыла. Это подтверждается и формулой 2 ,9 .

Рис. 2 .8

На графике рис.2 .8 показана закономерность изменения вертикальной скорости^,вызванной вихревыми шнурами вдоль размаха в спутной струе крыла. При попадании сзади летящего самолета в области I и Шспутной струи правого крыла впереди летящего самолета, задний накренится вправо, а при попада­ нии в область П - влево. Это необходимо учитывать при груп­ повых полетах, при выполнении маневра для атаки цели, при дозаправке в полете и т .п . .

Для снижения индуктивного сопротивления, кроме увеличе­

теоретически полностью компенсирует индуктивное сопротивление. Геометрическая крутка крыла выполняется так, что хорды сечений крыла по мере удаления от оси самолета уменьшают свой установочный угол. Это уменьшает наклон полной аэродинамиче­

ской силы, а вместе с ней и наклон си л ы ^ Одновременно с этим крутка позволяет оттянуть на большие углы атаки срыв потока, что улучшает пилотаяные характеристики и особенно работу элеронов.

Геометрическая крутка применена на многих самолетах, в том числе на пассажирских ТУ-144,"Конкорд",Локхид - 2000 и

др.

При сверхзвуковых скоростях индуктивное сопротивление имеет,в основном,волновой характер, так как для увеличения, подъемной силы увеличивают угол атаки, но чем он больше, тем мощнее лобовые и хвостовые скачки. Вихревое яе индуктивное со­ противление незначительно, поскольку перетекание воздушных

масс на концах кры­ ла ограничивается конусом слабых воз­ мущений (рис. 2 .9 ), Скос потока, обтека­ ющего крыло при\/>я. отсутствует. Поэто­ му увеличивать удли­ нение для сверхзву­ ковых самолетов не­ рационально. Более того, необходимы

крыльжмалых удлинений, поскольку они обладают высокой жест­ костью, а поэтому могут быть достаточно тонкими, что в соче­ тании со стреловидной передней кромкой значительно снижает волновое сопротивление.

-43 -

§I I . ЗАВИСИМОСТЬ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ' ХАРАКТЕРИСТ^"

ОТ УГЛА АТАКИ И ЧИСЛА Ке

Эксперименты показывают, что при безотрывном обтекании коэффициент Су прямопропорционален углу атаки .(рис.2.Т 0).

У треугольных крыльев малых удлинений критический угол атаки достигает 30° и более.

Угол атаки, соответствующий нулевой подъемной силе, обозначается . Этому углу соответствует Qi - 0 , а поэ­ тому при нем Сх = Схо , то есть полный коэффициент сопро­

- 44 -

тивления состоит только из коэффициента безындуктивного сопротивления.

У симметричного профиля Ы0= 0.

На основании формул (2 .4 ) и (2 .8 ) можно записать:

Коэффициент Сх , в свою очередь, может быть представлен сум­ мой коэффициентов профильного и вредного сопротивления:

растают. Однако наиболее резкий рост Сх происходит за

счет составляющей Cxt , пропорциональной С* .Несмотря на сни-

уравнением квадратной пораболы (2 .1 2 ).

Показатель индуктивности А характеризует интенсивность отклонения поляры от оси ординат, а поэтому иногда называет­ ся к о э ф ф и ц и е н т о м о т в а л а поляры.

Поляра крыла (самолета) является важнейшей аэродинами­ ческой характеристикой. Она позволяет определить характер­ ные значения аэродинамических коэффициентов при различных углах атаки.

Рассмотрим условия получения максимального качества Поделив обе части уравнения (2.12) на Су , получим:

что, если высота постоянна, то для данного обтекаемого тела чиоло Re иэыеняетоя пропорционально^,Поэтому кривые Су и Сх

-47 -

§12. ЗАВИСИМОСТЬ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК

можно пользоваться одной полярой независимо от числа М.

Однако при некотором большом числе М< Мкр уже нельзя пренебрегать сжимаемостью воздуха. В тех сечениях каждой струйки потока , в которых давление повышено, плотность J3 воздуха увеличивается, а где давление понижено - уменьшается. Если поток сплошной, то на основании закона постоянства рас­ хода скорость должна изменяться так, чтобы сохранялось урав­ нение C ~ 7 c j p V = c o n st , где F - площадь поперечного сечения струйки. Благодаря этому, коэффициенты давлений с уче­ том сжимаемости воздуха увеличиваются по своей абсолютной величине (рис. I . 19).

Наиболее интенсивный рост разрежений за счет сжимаемос­ ти наблюдается в передней части верхней поверхности профиля. Это в самом начале волнового кризиса смещает несколько впе­ ред ЦД (до 5 %)> что вызывает тенденцию к кабрированию, Срыв пограничного слоя при учете сжимаемости происходит на мень­ ших углах атаки, что обменяется более резким изменением давления вдоль хорды. Это уменьшаете^ и Cywax .Поправка

Су увеличивается. Одновременно за счет сопротивления давле­ ния растет и Сх о .

зависит число М х р Из сказанного следует, что -величина

вепостояннаяД&а совершенно не зависит от температуры воз­ духа ■ других параметров воздушного потока, поскольку при их изменении, изменяется местная скорость звука и \JKp , а поетому Mgp остается постоянным.

Важно заметить, что на величину Мкр может воздействовать летчик. Так, уменьяая угол атаки оС или увеличивая угол стреловидностя крыла на самолете с изменяемой стреловидностью, он монет увеличивать М к р .

При М> Mgp наблюдается бурный рост коэффициента

и знакопеременное изменение Су в трансзвуковой зоне, что объясняется следующим.

При К, немного большем Мкр, сверхзвуковая зона возникает недалеко от передней кромки крыла только на верхней поверхно­ сти и скачок располагается недалеко от максимальной толщины профиля.* Он мало интенсивен и вызывает небольшой рост Ст .

- 49 -

о

отмечалось, пропорциональна Су . коэффициентом пропорциональ­ ности является показатель индуктивности А, который определя­ ется в зависимости от скорости полета по формулам 2 .9 и ,2.10 . Заметим, что при трансзвуковых скоростях он возра­

стает за счет снижения подсасывающей силы. При сверхзвуковых он возрастает потому, что чем больше число Ы, тем требуется больший угол атаки, чтобы получить один и тот. же Су.

Это' подтвёрждается и аналитическим выражением;

скачок на верхней поверхности профиля как бы стабилизирует­ ся. Когда же скачок появляется и на нижней поверхности,тогда Су интенсивно уменьшается, так как нижний скачок интенсивно смещается назад и разность (рн - Рв ) уменьшается.Возникнове­ ние волнового срыва еще более усиливает снижение Су.

После того, когда нижний скачой становится хвостовым присоединенным, верхний снова интенсивно смещается назад и Су возрастает до М, немного большего М= I (рис. 2 .1 5 а ).

Знакопеременность Су значительно влияет на пилотажные характеристики, рассматриваемые в главе 3. Заметим, что атому способствует еще и смещение назад ЦД при М> изза повышенных разрежений у задней кромки. При увеличении угла атаки (вывод из пикирования, глубокий вираж, боевой разворот и д р .) нарушение.пилотажных характеристик насту­ пает при меньших числах Ы.

Начало уменьшения коэффициентов при М, немного большем единицы, соответствует тому числу,М, при котором на профиле образуются лобовые присоединенные косые скачки, т .е .

для прямого крыла при М=Щ> - 1 ,3 , а для крыла со стрело­